前饋結構DASA抑制器在抑制PIO中的應用研究

李穎暉，朱廣東，曹啟蒙，徐浩軍，孟捷

(空軍工程大學工程學院，陜西西安 710038)

引言

隨著航空技術的迅猛發展，高增益、全權限電傳飛行控制系統在先進戰斗機與大型運輸機上得到廣泛應用，非線性駕駛員誘發振蕩［1］(Pilot Induced Oscillation，PIO)現象不斷增加，已造成多起飛行事故，嚴重威脅飛行安全。據報道，JAS-39，F-22，Su-27，X-31和YF-12A等都曾出現過PIO引發的墜機事故［2］。20世紀90年代初，JAS-39曾發生兩起由PIO引起的墜機事故;1992年4月，F-22在接地前放棄著陸任務后發生PIO［3］。因此，對PIO抑制方法的研究顯得尤為重要。

對非線性PIO的抑制方法，國內外展開了廣泛的研究工作。國外主要從控制律和作動器本身來考慮，采用提高舵機系統的舵機速率，在一定程度上能抑制PIO現象，但需要改變舵機尺寸和重量，因此未能廣泛應用［4］。目前，廣泛采用的方法是運用補償技術抑制非線性Ⅱ型PIO的發生。補償方法之一是減少駕駛桿命令增益或減小反饋控制增益，但會使飛機飛行品質惡化，駕駛高增益飛機飛行如同駕駛運輸機;另一種方法是當速率限制被激活時對系統相位進行補償，設計相位補償系統有邏輯條件法和連續信號法。SAAB發展了相位補償技術以克服JAS-39Gripen飛機與速率限制相關的缺陷，并獲得了成功［5］。國內對PIO的研究仍處于理解應用階段，對PIO抑制方法的研究并不系統，未建立類似于國外的PIO評估數據庫，與國外相比仍存在差距。

本文研究的DASA(Dead Area Stability Augmentation)抑制器采取相位補償，是基于連續信號法設計的前饋結構抑制器［6］。首先從DASA抑制器結構入手并對抑制器本體的時域特性、相位補償特性進行研究，然后仿真研究其抑制Ⅱ型PIO的效能，最后在地面飛行模擬器上進行驗證。該研究能夠為已有成型飛行器的Ⅱ型PIO抑制器設計提供參考，具有一定的工程應用價值。

1 DASA開環特性分析

1.1 DASA抑制器的結構

DASA抑制器結構如圖1所示，該系統由一個速率限制和兩個濾波器組成前饋結構。圖中，u為輸入信號，y為抑制器輸出信號。該抑制器中速率限制器未飽和時，系統允許輸入信號無衰減地通過;速率限制器飽和時輸入信號會被衰減，同時速率降低，補償環節中的死區環節的間隔為速率上下限之間的間隔。

圖1 DASA抑制器結構圖

1.2 DASA抑制器頻域特性分析

由DASA抑制器結構可知，該抑制器為非線性結構，需要運用描述函數法來研究抑制器的頻率特性。描述函數取決于輸入信號的頻率ω和幅值C，當輸入信號為u=C sin(ωt)，輸出信號為y(t)時，描述函數YN(C，ω)為:

式中，a1，b1為傅里葉系數;c1，φ分別為描述函數YN(C，ω)的幅值與相位。

進行頻率特性計算時，速率限制VL的值設為±1 rad/s;抑制器中的超前濾波器為s/(0.05s+1)，滯后濾波器為1/(s+1)。

本文僅對駕駛員關心的頻率范圍(0.1～10 rad/s)進行研究。當頻率低于0.1 rad/s，周期已經長到足以讓駕駛員操縱干預修正;當頻率高于10 rad/s，相當于產生了180°相位滯后，也僅僅產生小于0.3 s的時間延遲。圖2為DASA抑制器的伯德圖，圖中實線表示DASA抑制器，虛線表示速率限制器。由圖2可知，隨著速率限制與輸入信號幅值之比m/C的減小，抑制器的相位補償量較顯著，補償起始頻率值也變小。

圖2 DASA抑制器的伯德圖

1.3 抑制器時域特性分析

圖3為輸入信號u=sin(3t)，速率限制VL=±1 rad/s情況下的DASA抑制器的時間響應。圖中，正弦輸入信號和無補償速率限制器三角輸出信號均以虛線表示，DASA抑制器的時間響應如實線所示。由圖3可發現，DASA抑制器有少許時延，表明抑制器具有一定的相位補償能力，能夠有效減少延遲時間。

圖3 抑制器對u=sin(3t)的時間響應

若輸入信號為非對稱、無穩態誤差的偏差信號時，將使駕駛員操縱受到干擾，從而駕駛員會給出較低的飛行品質評價。圖4為偏差輸入信號，速率限制VL=±1 rad/s時的DASA抑制器的時間響應。圖中，正弦輸入信號和無補償速率限制器三角輸出信號均以虛線表示，DASA抑制器的時間響應如實線所示。由圖4可以看出，對偏差輸入信號跟蹤時，DASA抑制器能有效消除輸入信號偏差。

圖4 抑制器對偏差輸入信號的時間響應

2 DASA抑制器效能研究

2.1 人機閉環系統模型

人機閉環系統模型包括飛行器小擾動模型、Neal-Smith駕駛員模型、速率限制舵機模型、位置限制模型和DASA抑制器模型，如圖5所示。

2.1.1飛機模型

飛行器的小擾動模型為:

式中，x=［v，α，q，θ］T，其中 v為前向速度，α 為迎角，q 為俯仰角速度，θ為俯仰角;u=［δe］T，其中 δe為升降舵偏角;y=［v，α，q，θ］T。

本文研究1號和2號兩種不同的飛機模型。

圖5 含DASA抑制器的人機閉環系統

1號飛機的A，B，C和D矩陣如下:

2號飛機的A矩陣如下所示(B，C和D矩陣與1號飛機相同):

1號飛機本體是靜不穩定的，倍幅時間為2.31 s，增穩后可達1級飛行品質;2號飛機本體的飛行品質為3級飛行品質，增穩后可達1級飛行品質。1號飛機本體的穩定性弱于2號飛機。當速率限制舵機飽和時，1號和2號飛機均有PIO趨勢，1號飛機在PIO中將有發散趨勢。

2.1.2駕駛員模型

本文選擇Neal-Smith駕駛員模型展開研究，采用滿足MIL-HDBK 1797A［7］中1級飛行品質的駕駛員模型。

2.2 正弦追蹤任務

正弦追蹤任務的目的為發現相位滯后，正弦追蹤任務對1號飛機仿真如圖6所示。圖中，點線為輸入的正弦追蹤任務，虛線為未加抑制器的人機閉環系統仿真結果，實線為加入DASA抑制器后的俯仰角輸出。由圖中可以看出，DASA抑制器消除了飛機的持續振蕩，使俯仰角輸出信號能大致追蹤到輸入信號。

圖6 正弦追蹤任務時間響應

2.3 離散俯仰追蹤任務

為測試抑制器的性能，在測試中采用MIL-STD-1797A中規定的離散俯仰追蹤任務。在離散俯仰追蹤任務中，對2號飛機仿真結果如圖7所示。圖中，點線為離散俯仰追蹤任務，虛線為未加抑制器的飛機俯仰角輸出，實線為加入DASA抑制器后的俯仰角輸出。由圖7可知，未加抑制器的2號飛機出現了持續振蕩，加入DASA后輸出信號顯示DASA抑制器可以消除飛機的持續振蕩，在第8 s成功追蹤輸入信號，但在8 s以前的調節過程有大幅振蕩出現，且在追蹤過程中第25 s、第46 s也出現了幅值衰減的小幅振蕩。由此可得DASA抑制器對Ⅱ型PIO有一定的抑制作用。

圖7 離散俯仰追蹤時間響應

通過正弦追蹤任務、離散俯仰追蹤任務仿真研究，可以看出DASA抑制器能夠起到抑制PIO的作用，消除飛機振蕩，能對輸入信號進行追蹤。

3 DASA抑制器抑制效能地面飛行模擬試驗

3.1 飛行員評估

飛行品質評估是飛機及飛行控制系統研制過程中的一個重要組成部分。PIO問題是飛行品質問題的一部分，在測試Ⅱ型PIO抑制器的性能時也需評估其對飛機飛行品質的影響，因此在評估中采用C-H標準［8］進行評分。

3.2 試驗計劃

研究試驗是在國防科技重點實驗室的地面飛行模擬器上進行，該模擬器是研究型地面飛行模擬器，可以開展Ⅱ型PIO抑制器性能的研究。模擬飛行是由兩名飛行員在地面飛行模擬器上進行。對1號飛機進行正弦追蹤任務仿真，對2號飛機進行離散俯仰追蹤任務仿真。飛行初始條件統一設為高度8 500 m，飛行速度760 m/s。

3.3 試驗結果

1號飛機進行正弦追蹤任務仿真無抑制器時，圖8為飛行員a的飛行結果，圖9為飛行員b的飛行結果。飛行員a給出的C-H評分為5分，飛行員b給出的C-H評分為6分。該評分說明需要對飛機進行必要的改進，觀察兩圖也可發現在試驗過程中均出現了較大幅度的振蕩。

圖8 未補償離散俯仰追蹤時間歷程1

圖9 未補償離散俯仰追蹤時間歷程2

1號飛機進行正弦追蹤任務仿真加入DASA抑制器，DASA抑制器各參數值設置同第2節數值仿真中的設置。圖10為飛行員a的飛行結果，圖11為飛行員b的飛行結果。飛行員a給出的C-H評分為4分，飛行員b給出的C-H評分為3.5分。該評分說明仍需對飛機進行必要的改進，但與無抑制器時相比對飛行品質有明顯改善。

圖10 DASA抑制后時間歷程1

圖11 DASA抑制后時間歷程2

2號飛機進行離散俯仰追蹤任務無抑制器時，圖12為飛行員a飛行結果，圖13為飛行員b飛行結果。飛行員a給出的C-H評分為4分，飛行員b給出的C-H評分為4.5分。該評分說明飛機有改進的必要。與圖6的數值仿真結果相比較，發現飛機俯仰角沒有發生大幅振蕩。說明人的自適應特性能夠最大程度地改善人機閉環系統性能，這也是單純憑數學模擬計算達不到的。

圖12 未補償正弦追蹤時間歷程1

圖13 未補償正弦追蹤時間歷程2

2號飛機進行離散俯仰追蹤任務仿真加入DASA抑制器時，圖14為飛行員a的飛行結果，圖15為飛行員b的飛行結果。飛行員a給出的C-H評分為2.5分，飛行員b給出的C-H評分為3分。該評分說明DASA抑制器對飛機飛行品質有一定改善，但改善不明顯，仍有小幅振蕩。

圖14 抑制后的正弦追蹤時間歷程1

圖15 抑制后的正弦追蹤時間歷程2

離散俯仰追蹤任務的C-H評分分值高于正弦追蹤任務的C-H評分分值，說明正弦追蹤任務中運動目標的追蹤難度更大，正弦追蹤任務較離散俯仰追蹤任務更易發現飛機的PIO趨勢。

將試驗結果與上一節的數值仿真結果相比較，發現試驗評估結果與數值仿真結果相一致。說明DASA抑制器對抑制Ⅱ型PIO的發生，改善飛機的飛行品質有一定的效果。

4 結束語

本文在研究前饋結構DASA抑制器的基礎上，將其應用到Ⅱ型PIO的抑制中，從時域仿真和地面飛行模擬試驗兩方面對抑制器的抑制效能進行了驗證。通過地面飛行模擬試驗取得了與數值仿真相一致的結論:DASA抑制器可以改善飛機飛行品質，但仍需對抑制器進行研究并加以改進，才能對Ⅱ型PIO進行有效抑制。

［1］ Defense Department.MIL-STD-1797 Flying qualities of piloted aircraft［S］.ASD/ENES，Wright Patterson AFB OH，1987.

［2］ McRuer D T.Aviation safety and pilot control，understanding and preventing unfavorable pilot-vehicle interactions［M］.Washington D C:National Academy Press，1997.

［3］ 孟捷.非線性PIO機理及其預測與抑制方法研究［D］.西安:空軍工程大學工程學院，2010.

［4］ Chapa M J.A nonlinear pre-filter to prevent departure and/or pilot induced oscillations(PIO)due to actuator rate limiting［D］.USA:Air Force Institute of Technology，1999.

［5］ Mobarg，Milton，Lowell Lykken.JAS-39 gripe flight control system status report［R］.Technical Report，SAABAircraft Division and Lear ASTRO Corporation，1991.

［6］ Gatley S L，Turner M C，Ian Postlethwaite，et al.A comparison of rate-limit compensation schemes for pilot-induced-oscillation avoidance［J］.Aerospace Science and Technology，2006，10:37-47.

［7］ Anon.MIL-STD-1797A Military standard:Flying qualities of piloted airplanes［S］.W right-Patterson AFB，1990.

［8］ Anon.軍用規范——有人駕駛飛機的飛行品質［M］.西安:飛行力學雜志社，1985.